CN113911315A - 一种飞行器头锥冷却结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器热防护技术领域，公开一种飞行器头锥冷却结构。该飞行器头锥冷却结构主要由散热通道组件构成，散热通道组件与飞行器头锥的形状相适配。所述散热通道组件用于输送冷却液，所述散热通道组件包括若干输入通道和中间通道层，若干所述输入通道呈环形设置于所述飞行器头锥的头部，所述中间通道层呈环状，且所述中间通道层呈网状结构，所述中间通道层的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个所述进液口与一个所述输入通道连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。该飞行器头锥冷却结构冷却效果较好，能够有效降低飞行器头锥的头部温度，并使得飞行器头锥温度分布均匀，加工简单。

Description

一种飞行器头锥冷却结构

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，尤其涉及一种飞行器头锥冷却结构。

背景技术

飞行器在高速飞行时，由于机身表面和大气之间的摩擦生热，使其面临着严峻的气动热环境。气动加热存在着热流密度高和热流密度分布不均的问题，通常在头锥尖端和驻点位置具有极高的热流密度，而驻点周围的热流密度较低。为了保证飞行器的正常工作，需要对其进行热防护。主动热防护作为常用热防护方式之一，其优势在于适用于更高热流和更长工作的情况。主动热防护中的对流冷却方案是在飞行器内侧布置散热通道，利用携带的冷却工质进行冷却。现有的通道布置大多是采用分形盘状散热通道，分形通道具有较多弊端，一是分形通道难以适配尖端热流密度高、四周低的问题，二是分形结构会存在一定的流量分布不均匀问题，流量分布不均会影响散热通道的温度均匀性，三是由于分形通道尺寸沿程变化，加工制造更加困难。

发明内容

基于以上所述，本发明的目的在于提供一种飞行器头锥冷却通道结构，具有较好的冷却效果，能够有效降低飞行器头锥的头部温度，并使得飞行器头锥温度分布均匀，且加工制造简单。

为达上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种飞行器头锥冷却结构，包括：

散热通道组件，能够与飞行器头锥的形状相适配，所述散热通道组件用于输送冷却液，所述散热通道组件包括若干输入通道和中间通道层，若干所述输入通道呈环形设置于所述飞行器头锥的头部，所述中间通道层呈环状，且所述中间通道层呈网状结构，所述中间通道层的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个所述进液口与一个所述输入通道连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，所述中间通道层包括若干中间通道，若干所述中间通道沿从所述飞行器头锥的头部至尾部方向依次连通，位于首端的所述中间通道靠近所述输入通道的一端具有若干所述进液口，位于尾端的所述中间通道的远离所述输入通道的一端具有若干所述出液口。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，所述中间通道包括若干V字结构，所述V字结构包括一个顶点和两个端点，所述顶点相对所述端点接近于所述输入通道，在所述中间通道中，相邻的两个所述V字结构的一个端点互相连通，在相邻的两个所述中间通道中，一个所述中间通道的所述V字结构的顶点与另一个所述中间通道的两个相邻的所述V字结构的一个端点互相连通，每个所述输入通道与一个所述V字结构的顶点连通，所述出液口位于尾端的所述中间通道上。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，每个所述中间通道的所述V字结构的所述顶点所连接形成的环线与所述端点所连接形成的环线之间限定出的圆环的表面积相等，并与若干所述输入通道的头端所连接形成的环线与尾端所连接形成的环线之间限定出的圆环的表面积相等。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，每个所述中间通道的所述V字结构的所述顶点所连接形成的环线与所述端点所连接形成的环线之间限定出的圆环的宽度相等，并与若干所述输入通道的头端所连接形成的环线与尾端所连接形成的环线之间限定出的圆环的宽度相等。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，所述中间通道的所述V字结构的连通处内壁呈弧形设置。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，位于尾端的所述中间通道的两个相邻的所述V字结构的两个所述端点的连接处开设所述出液口。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，位于尾端的所述中间通道的所述V字结构的顶点开设所述出液口。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，其特征在于，还包括：

输出通道组件，与若干所述出液口连通，用于输出冷却液。

作为一种飞行器头锥冷却结构的优选方案，所述输出通道组件包括多个输出通道，一个所述输出通道与若干相邻的所述出液口连通，所述输出通道包括若干集液管，若干所述集液管的出液端互相连通，一个所述集液管的进液端与一个所述出液口连通。

本发明的有益效果为：

本发明提供一种飞行器头锥冷却结构，该飞行器头锥冷却结构主要由散热通道组件构成，散热通道组件与飞行器头锥的形状相适配，以对飞行器头锥进行冷却。散热通道组件包括若干输入通道和中间通道层，通过布置在飞行器头锥头部的输入通道输入冷却液对飞行器头锥的头部进行冷却散热，然后流经呈网状结构的中间通道层，继续对飞行器头锥进行冷却散热，最后由出液口排出。相较于现有的分形盘的散热通道，该飞行器头锥冷却结构的出液口较少，有利于冷却液的收集；且在上述结构下，使得热流密度最高的飞行器头锥的头部冷却散热效果最好；网状结构的中间通道层使得冷却液在通道中的流量分布均匀，使得飞行器头锥的整体温度分布均匀，提高飞行器头锥的散热效果，同时，该散热通道的当量水力直径沿程不发生变化，更易于加工，能够节省制造成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据本发明实施例的内容和这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的在第一视角下的飞行器头锥冷却结构的结构示意图；

图2是本发明实施例提供的在第二视角下的飞行器头锥冷却结构的结构示意图；

图3是本发明实施例提供的在第三视角下的飞行器头锥冷却结构的结构示意图；

图4是本发明实施例提供的飞行器头锥冷却结构的部分结构示意图。

图中：

1、输入通道；

2、中间通道层；21、中间通道；211、V字结构；

3、总冷却液进液管。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的结构或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。

如图1至图4所示，本实施例提供一种飞行器头锥冷却结构，该飞行器头锥冷却结构包括散热通道组件，散热通道组件与飞行器头锥的形状相适配，散热通道组件用于输送冷却液。散热通道组件包括若干输入通道1和中间通道层2，若干输入通道1呈环形设置于飞行器头锥的头部，中间通道层2呈环状，且中间通道层2呈网状结构，中间通道层2的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个进液口与一个输入通道1连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。通过环设在飞行器头锥的头部的输入通道1输入冷却液对飞行器头锥的头部进行冷却散热，然后流经呈网状结构的中间通道层2，继续对飞行器头锥进行冷却散热，最后由出液口排出。相较于现有的分形盘的散热通道，该飞行器头锥冷却结构的出液口较少，有利于冷却液的收集；且在上述结构下，使得热流密度最高的飞行器头锥的头部冷却散热效果最好；网状结构的中间通道层2使得冷却液在通道中的流量分布均匀，即使得飞行器头锥的温度分布均匀，提高飞行器头锥的散热效果，同时，该散热通道组件易于加工，能够节省制造成本。

优选地，通道材料采用钛合金，冷却液为水。

本实施例中，如图3所示，输入通道1进口端呈钩形，并通过总冷却液进液管3与外部冷却液连通，从总冷却液进液管3进入的冷却液，在对飞行器头锥的头部进行冲刷后，向四周流出，能够有效降低飞行器头锥的头部的温度，避免温度过高导致损坏。即飞行器头锥冷却结构的入口在飞行器头锥的头部内侧，出口在头锥尾部，冷却液从飞行器头锥内侧注入，先对热流密度最高的飞行器头锥的头部进行冷却，然后再冷却整个飞行器头锥，从而最大限度地利用冷却介质的热沉。优选地，总冷却液进液管3与输入通道1连通处的壁厚为1mm，避免此处散热不佳导致局部温度过高。可选地，相邻两个输入通道1的入口端之间具有一定的夹角。且在工艺和泵功许可的范围内，夹角越小，输入通道1能够铺设更密集，也使得中间通道层2更密集，即能够提高冷却量，越有助于飞行器头锥的散热。优选地，相邻两个输入通道1之间的夹角角度为10°，使得冷却量足够，从而获得更好的冷却效果。

具体地，飞行器头锥冷却结构还包括输出通道组件，输出通道组件与若干出液口连通，输出通道组件用于将冷却液排出。

可选地，输出通道组件包括多个输出通道，一个输出通道与若干相邻的出液口连通，输出通道包括若干集液管，集液管的出液端互相连通，一个集液管的进液端与一个出液口连通。集液管的数量可以根据实际情况设计，以根据实际需求控制出液口数量，从而减少压降损失以及降低热阻，达到最佳的冷却效果。示例性地，通过设置7个输入通道1使得出液口为7个；当需要进一步增加出液口数量时，再在出液口加上14个输入通道1使得出液口变为14个，使得出液口之间的间距减小，避免出液口处的温差多大，提高温度分布均匀性。

进一步地，如图1和图2所示，中间通道层2包括若干中间通道21，若干中间通道21沿从飞行器头锥的头部至尾部方向依次连通，位于首端的中间通道21的靠近输入通道1的一端具有若干进液口，位于尾端的中间通道21的远离输入通道1的一端具有若干出液口。若干中间通道21沿从飞行器头锥的头部至尾部方向依次连通，使得中间通道层2当量水力直径不变，不仅便于加工，也使得冷却液流量分布均匀，从而提高飞行器头锥的整体散热效果。优选地，在头锥壁厚为5mm的案例中，输入通道1和中间通道21的当量水力直径为3mm。当然，在其它实施例中，输入通道1和中间通道21的当量水力直径可以根据实际情况设计。

具体地，如图1和图4所示，中间通道21包括若干V字结构211，V字结构211包括一个顶点和两个端点，顶点相对端点接近于输入通道1，在中间通道21中，相邻的两个V字结构211的一个端点互相连通，在相邻的两个中间通道21中，一个中间通道21的V字结构211的顶点与另一个中间通道21的两个相邻的V字结构211的一个端点互相连通，每个输入通道1与一个V字结构211的顶点连通，出液口位于尾端的中间通道21上。在上述结构下，即若干V字结构211的通道朝向同一方向铺设，在本实施例中，若干V字结构211的通道朝向飞行器头锥的尾部方向铺设，一个V字结构211的顶点与两个端点分别形成V字结构211的两个肢部。冷却液从飞行器头锥的头部进入输入通道1，然后每个输入通道1将冷却液输送至与之连通的V字结构211的通道中，冷却液由V字结构211的顶点分别平均沿V字结构211的支部流至V字结构211的两个端点，然后再由此端点进入下一层的中间通道21的与之连通的V字结构211的通道中，如此依次流通。冷却液在散热通道组件中流量分布均匀，能够有效地提高散热效果。同时，该飞行器头锥冷却结构解决了传统分形盘状散热通道的头部通道稀疏和四周密布的问题，能够将热流密度最大的飞行器头锥的头部得到足够的冷却量，避免头部过热，四周过冷，造成冷源浪费的同时整体散热效率低下。

可选地，位于尾端的中间通道21的两个相邻的V字结构211的两个端点的连接处开设出液口。优选地，冷却液直接由该出液口排出，而不连接输入通道1，不仅压降损失较小，且使得出液口的冷却液的流速较为均匀，即该结构具有良好的流量均匀性，冷却效果更好。

可选地，位于尾端的中间通道21的V字结构211的顶点开设出液口，输出通道组件包括多个输出通道，一个出液口连通一个输出通道。在该结构下，能够更好地降低飞行器头锥的上壁面的平均温度、最高温度和热阻，有利于实现飞行器头锥的冷却，并使得温度分布均匀。

本实施例中，输入通道1和中间通道21截面呈方形。当然，在其它实施例中，输入通道1和中间通道21也可以是其它形状，例如圆管等。

优选地，中间通道21的V字结构211的连通处以及V字结构211和输入通道1和输出通道的连通处的内壁均呈弧形设置。降低冷却液在飞行器头锥冷却结构中流通过程中的压降损失，避免在连通处产生涡流等，相应冷却效果。

进一步地，中间通道层2可以按 “半径等分”设置，即每个中间通道21的V字结构211的顶点所连接形成的环线与端点所连接形成的环线之间限定出的圆环的宽度和若干输入通道1的头端所连接形成的环线与尾端所连接形成的环线之间限定出的圆环的宽度相等。相较于分叉散热通道，中间通道层2按 “半径等分”设置，散热温差较小，温度均匀性因子较小，使得温度分布更均匀。

更进一步地，中间通道层2可以按“面积等分”设置，即每个中间通道21的V字结构211的顶点所连接形成的环线与端点所连接形成的环线之间限定出的圆环的表面积和若干输入通道1的头端所连接形成的环线与尾端所连接形成的环线之间限定出的圆环的表面积相等。相较于分叉散热通道和按 “半径等分”设置的中间通道层2，中间通道层2按“面积等分”设置，使得冷却液流经位于每一圆环的中间通道21的流体流量相等，提供的冷却能力相似，位于相邻两个圆环的中间通道21之间的散热温差更小，温度均匀因子更小，温度分布更加均匀，从而使得冷却效果更好。

本实施例提供的飞行器头锥冷却结构可以布置在飞行器头锥的20mm-200mm之间，并将飞行器头锥冷却结构设计有一定余量。可选地，每个中间通道21的V字结构211的顶点所连接形成的环线与端点所连接形成的环线之间限定出的圆环具有多层，优选为4层，即中间通道21设置有4个。示例性地，第一层圆环的外直径为86 mm、第二层圆环的外直径为120mm、第三层圆环的外直径为146 mm以及第四层圆环的外直径为168 mm。

本实施例中，可以通过模拟软件对在不同通道布置的结构下进行模拟，从而得到最佳通道布置结构。示例性地，在相同质量流量下，“面积等分”设置的中间通道层2获得的最高温度为827.3 K，最低温度为433.0 K，温度均匀性因子为0.148；“半径等分”中间通道层2获得的最高温度为1050.9 K，最低温度为425.2 K，最大温差为625.7 K，温度均匀性因子为0.187；而分叉散热通道的最高温度超过了1600K，最大温差超过了1200K。其中温度均匀性因子越小，温度均匀性越高。由此可知，“面积等分”设置的中间通道层2能够更好地满足降低最高温度和改善温度分布均匀性的需求。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (10)

1.一种飞行器头锥冷却结构，其特征在于，包括：

散热通道组件，与飞行器头锥的形状相适配，所述散热通道组件用于输送冷却液，所述散热通道组件包括若干输入通道(1)和中间通道层(2)，若干所述输入通道(1)呈环形设置于所述飞行器头锥的头部，所述中间通道层(2)呈环状，且所述中间通道层(2)呈网状结构，所述中间通道层(2)的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个所述进液口与一个所述输入通道(1)连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。

2.根据权利要求1所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，所述中间通道层(2)包括若干中间通道(21)，若干所述中间通道(21)沿从所述飞行器头锥的头部至尾部方向依次连通，位于首端的所述中间通道(21)的靠近所述输入通道(1)的一端具有若干所述进液口，位于尾端的所述中间通道(21)的远离所述输入通道(1)的一端具有若干所述出液口。

3.根据权利要求2所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，所述中间通道(21)包括若干V字结构(211)，所述V字结构(211)包括一个顶点和两个端点，所述顶点相对所述端点接近于所述输入通道(1)，在所述中间通道(21)中，相邻的两个所述V字结构(211)的一个端点互相连通，在相邻的两个所述中间通道(21)中，一个所述中间通道(21)的所述V字结构(211)的顶点与另一个所述中间通道(21)的两个相邻的所述V字结构(211)的一个端点互相连通，每个所述输入通道(1)与一个所述V字结构(211)的顶点连通，所述出液口位于尾端的所述中间通道(21)上。

4.根据权利要求3所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，每个所述中间通道(21)的所述V字结构(211)的所述顶点所连接形成的环线与所述端点所连接形成的环线之间限定出的圆环的表面积相等，并与若干所述输入通道(1)的头端所连接形成的环线与尾端所连接形成的环线之间限定出的圆环的表面积相等。

5.根据权利要求3所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，每个所述中间通道(21)的所述V字结构(211)的所述顶点所连接形成的环线与所述端点所连接形成的环线之间限定出的圆环的宽度相等，并与若干所述输入通道(1)的头端所连接形成的环线与尾端所连接形成的环线之间限定出的圆环的宽度相等。

6.根据权利要求3所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，所述中间通道(21)的所述V字结构(211)的连通处内壁呈弧形设置。

7.根据权利要求3所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，位于尾端的所述中间通道(21)的两个相邻的所述V字结构(211)的两个所述端点的连接处开设所述出液口。

8.根据权利要求3所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，位于尾端的所述中间通道(21)的所述V字结构(211)的顶点开设所述出液口。

9.根据权利要求1-8任一项所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，还包括：

输出通道组件，与若干所述出液口连通，用于输出冷却液。

10.根据权利要求9所述的飞行器头锥冷却结构，其特征在于，所述输出通道组件包括多个输出通道，一个所述输出通道与若干相邻的所述出液口连通，所述输出通道包括若干集液管，若干所述集液管的出液端互相连通，一个所述集液管的进液端与一个所述出液口连通。

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